航空发动机涡轮盘作为发动机的重要承载部件之一，其安全服役性能直接关系到整个发动机乃至飞行器的安全。GH4133B合金因其良好的抗疲劳、抗蠕变性能及恶劣服役环境下的耐高温、耐腐蚀性能，通常被选用来作为制造航空发动机涡轮盘、承力环、涡轮叶片等关键零部件的重要材料。本文针对某型航空发动机涡轮盘用GH4133B合金，对其疲劳裂纹萌生和疲劳短裂纹扩展行为进行研究。使用OLYMPUS BX51M光学显微镜，对带圆形缺口CT试样的缺口前缘进行在线观测，考察疲劳裂纹萌生寿命和疲劳短裂纹的扩展规律。使用JSM-6360型扫描电镜，对GH4133B合金试样的疲劳断裂表面进行形貌观测，探讨疲劳裂纹萌生和早期裂纹扩展的微观机理。得出如下结论：1.使用OLYMPUS BX51M光学显微镜，对不同应力比条件下各试样裂纹扩展进行在线观测，发现GH4133B合金疲劳裂纹多萌生于驻留滑移带（PSBs）处，且早期疲劳裂纹沿PSBs方向扩展，随疲劳周次的增加，疲劳裂纹扩展路径变得曲折。在疲劳短裂纹扩展过程中，存在裂纹分叉和串接汇合现象，裂纹的分叉和串接汇合扩展行为是疲劳裂纹扩展早期速率分散性较大的原因之一。通过对比不同应力比条件下的裂纹萌生和扩展实验数据发现，随着应力比的增加，合金的疲劳裂纹萌生寿命呈下降趋势，疲劳短裂纹的扩展速率随应力比的增加而上升。通过对疲劳裂纹早期扩展跟晶粒之间相互关系的研究，发现随疲劳周次的增加，疲劳短裂纹扩展由沿晶扩展、沿晶与穿晶混合扩展向穿晶扩展模式转化。在疲劳短裂纹扩展实验中还发现了部分试样失稳断裂的实验现象。通过对出现失稳扩展裂纹试样表面形貌的观测与分析，发现试样表面存在“潜在危险带”。通过监测“潜在危险带”，可对构件可能发生突然失效的位置做出预测。2.采用断裂力学法，以ΔK Iρ作为控制参量，分别研究了缺口半径和应力比对GH4133B合金疲劳裂纹萌生寿命的影响。研究结果显示，以ΔK Iρ为控制参量的疲劳裂纹萌生寿命曲线，可以较好地预测合金的裂纹萌生寿命。不同缺口半径条件下，以ΔK Iρ为控制参量的裂纹萌生寿命曲线与S-N曲线相仿，存在与长裂纹扩展门槛值类似的疲劳裂纹萌生门槛值。随缺口半径减小，裂纹萌生寿命变长。当控制参量ΔK Iρ较大时，不同缺口半径条件下合金的裂纹萌生寿命数据分散性较大，随控制参量趋于裂纹萌生门槛值，裂纹萌生寿命数据分散性降低，在裂纹萌生门槛值处趋于一致。控制参量ΔK Iρ存在一个临界值(ΔK Iρ)c，当控制参量Δ K Iρ>(ΔKIρ)c时，疲劳裂纹萌生寿命随应力比的增大而增加；当控制参量ΔK Iρ <(ΔKIρ)c时，疲劳裂纹萌生寿命随应力比的增大而减小。3.采用表面腐蚀法，对疲劳实验试样表面进行显相处理，利用OLYMPUSBX51M光学显微镜对试样表面进行金相图像采集。对晶粒特征尺寸进行统计平均，求得合金平均晶粒尺寸。对疲劳短裂纹扩展实验数据进行非线性回归分析，结果显示，疲劳短裂纹扩展速率曲线符合二次抛物线规律，且疲劳短裂纹扩展先减速后加速的特异性扩展行为主要发生在应力比较低的情况下，随着应力比的增加，疲劳短裂纹现象逐渐减弱甚至消失。最后，通过对短裂纹向长裂纹过渡区的裂纹扩展速率曲线分析发现，过渡区疲劳裂纹扩展速率曲线有“勾”形、“波”形和“L”形三种主要形式。4.运用JSM-6360型扫描电镜对疲劳短裂纹实验试样疲劳断裂表面进行形貌分析，考察疲劳裂纹源区和疲劳短裂纹扩展区的断口形貌。结果显示，GH4133B合金疲劳裂纹主要萌生于缺口表面和次表面的碳化物夹杂处。GH4133B合金疲劳裂纹萌生机理主要表现为：①碳化物夹杂强度小于基质材料，碳化物本身开裂导致疲劳裂纹萌生；②碳化物与基质的内界面分离；③碳化物夹杂与驻留滑移带的相互作用，导致疲劳裂纹萌生。短裂纹扩展阶段的断口上存在放射性条纹、人字条纹及小刻面形貌，为典型的解理断裂形貌特征。此外，通过对疲劳短裂纹扩展的放射性条纹局部区域形貌观测发现，放射性条纹与其相邻的条纹之间存在着解理台阶，且部分解理台阶上存在早期的疲劳条带。早期疲劳条带一定程度上减缓了疲劳短裂纹扩展，从断裂表面的微观形貌分析角度，揭示了GH4133B合金在短裂纹扩展初期速率较高，而后随裂纹长度增加，裂纹扩展速率逐渐下降的短裂纹扩展规律。